CN114838898B - 飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了飞机高速冲击测试的炮口脱壳‑降噪‑测速一体装置，包括炮管、脱壳组件、降噪组件和测速组件；炮管内卡接有弹托，弹托内卡接有弹丸；脱壳组件包括滑动卡接在炮管上的脱壳刀片、一端与脱壳刀片铰接，另一端与炮管内壁铰接的导向板、套设在炮管外部且与炮管内部导通的收集盒和用于调节脱壳刀片与炮管内部中心位置距离的刀片调节构件；降噪组件包括套设在炮管内部的阻流板和设在阻流板和炮管连接处的吸音套，阻流板与炮管连接处设有气流通道；测速组件包括设在炮管外部的激光测速仪和两个套设在炮管内部且分别与激光测速仪电性连接的感应线圈；本发明结构设计合理，有利于提高飞机高速冲击测试试验的准确性和可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体涉及飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置。
背景技术
随着航空事业的不断发展，飞机的飞行包线日益扩大，某些飞机（如攻击机）朝低空大速度方向发展，民航飞机的飞行噪声愈来愈小；此外，由于空战距离拉大和结构减重的需要，军机风挡由防弹设计改为非防弹设计，以及复合材料在飞机上的普遍应用等，从而导致飞机与子弹、爆炸破片等高速运动物体相撞而引起严重事故的危险性越来越大；因此，子弹、爆炸破片等高速运动物体对结构侵彻是现代战争攻防研究的热点，其中对子弹或爆炸破片产生高速运动方式是研究的重点，多级高速气炮是一种简便、安全、低成本的飞机高速冲击测试试验装置，被广泛应用于子弹、爆炸破片和空间碎片的测试试验模拟加载中。
然而，弹托在高速高压气体推动下以超音速运动，在炮管出口处会产生很强的噪声，产生很大的噪声污染，影响周围设备正常工作和人体健康，而现有的气炮脱壳装置大多在炮口设置单一挡板，让弹托直接撞击挡板而停下，飞机高速冲击测试试验中会有许多破碎的弹托跟随气流冲出炮口撞击到试验件上，影响试验结果的准确性；现有技术中气炮采用两条相距一定距离激光束测量运动物体的速度，但对于高速运动弹丸质量和体积都非常小，在高速运动下对单个激光束遮挡不完全，影响了高速运动弹丸运行速度测量结果的可靠性。
发明内容
针对上述存在的技术问题，本发明提供了飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置。
本发明的技术方案为：飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，包括炮管、脱壳组件、降噪组件和测速组件；炮管内部一端滑动卡接有弹托，弹托中心位置通过炮弹卡槽滑动卡接有弹丸；
脱壳组件包括脱壳刀片、导向板、收集盒和刀片调节构件；脱壳刀片设置有数个，各个脱壳刀片沿炮管周向均匀分布在炮管内部靠近弹托的一侧，炮管侧壁上设置有数个为脱壳刀片提供安装空间的滑动卡槽；导向板的数量与脱壳刀片的数量对应一致，各个导向板的一端分别与各个脱壳刀片远离弹托的一侧一一对应活动铰接，另一端分别通过铰接座与炮管的内壁滑动卡接；炮管侧壁上贯穿设置有位于脱壳刀片和铰接座之间的收集槽，收集盒固定套设在炮管外部且通过收集槽与炮管内部导通，收集盒上滑动卡接有清理门；刀片调节构件套设在炮管外部以调节各个脱壳刀片与炮管内部中心位置的距离；
降噪组件包括阻流板和吸音套，阻流板和吸音套均设置有数个，各个阻流板均匀分布在炮管内部远离弹托的一侧，各个阻流板与炮管连接处均设置有气流通道，各个气流通道分别位于阻流板靠近弹托的一侧；各个吸音套分别活动卡接在炮管的内壁上且分别与各个气流通道一一对应；
测速组件包括激光测速仪和感应线圈，激光测速仪设置在炮管外部，感应线圈设置有两个，两个感应线圈分别活动卡接在炮管内部远离弹托的一端，两个感应线圈分别与激光测速仪电性连接。
进一步地，刀片调节构件包括固定环板、调节齿圈和驱动齿轮；固定环板和调节齿圈均设置有两个，两个固定环板分别固定套设在炮管外部且分别位于滑动卡槽的两侧，两个调节齿圈分别一一对应转动卡接在两个固定环板上，两个调节齿圈相靠近的一侧均设置有齿牙，驱动齿轮转动卡接在两个调节齿圈之间且分别与两个调节齿圈上的齿牙啮合连接，驱动齿轮上设置有内六角调节孔，各个脱壳刀片的端部均活动铰接有两个分别与两个调节齿圈的内壁一一对应活动铰接的活动拉杆；根据炮弹卡槽和弹丸的尺寸，通过外部工具插入驱动齿轮上的内六角调节孔，利用驱动齿轮使两个调节齿圈反向转动，使脱壳刀片上的两个活动拉杆拉动脱壳刀片在对应侧的滑动卡槽内移动，有利于提高弹托的切割效果。
进一步地，滑动卡槽内部设置有导向轴，脱壳刀片上贯穿设置有与导向轴滑动卡接的条形槽；利用导向轴和条形槽的卡接作用有利于提高脱壳刀片在滑动卡槽内移动时的稳定性。
进一步地，两个固定环板之间通过螺栓活动连接有密封套，密封套由两个半圆板拼接而成，密封套上与驱动齿轮位置对应处设置有调节孔，密封套与两个固定环板连接处均设置有密封垫，调节孔内部活动卡接有密封塞；通过设置密封套有利于提高炮管的气密性，使得炮管内部气压保持恒定，有利于提高飞机高速冲击测试结果的可靠性。
进一步地，炮管外壁上且位于收集盒内部设置有凸台，凸台上滑动卡接有挡圈，挡圈与收集槽位置对应处具有倾斜部；凸台上均匀分布有数个能够插入挡圈端部的导向杆，各个导向杆上均设置有复位弹簧；被脱壳刀片切割后的弹托碎片高速撞击挡圈，使得挡圈沿导向杆移动后将收集槽打开，弹托碎片通过收集槽进入收集盒内部收集，当挡圈不受外力时在复位弹簧的作用下封闭收集槽，避免了弹托碎片进入炮管内部后对弹丸的飞行路径产生干扰。
进一步地，各个阻流板上均贯穿设置有导气槽，各个阻流板上的导气槽相互交错设置；通过在各个阻流板上设置相互交错的导气槽，不仅能够实现阻流板对气流的有效阻挡，同时能够降低气流与阻流板撞击后产生的噪声，从而提高了本发明降噪组件的降噪效果。
进一步地，炮管外部套设有消音盒，消音盒分别通过各个气流通道与炮管内部导通，消音盒远离弹托的一侧均匀分布有数个消音孔，消音盒内部转动卡接有两个消音架，两个消音架相靠近的一侧均设置有数个缓冲弧板，两个消音架上的缓冲弧板在水平方向上间隔设置；通过在消音盒内部设置缓冲弧板，当炮管内部气流通过气流通道进入消音盒后，依次通过各个缓冲弧板之间的间隙，并最终经过消音盒上的消音孔排出，有效缓解了气流压力，从而进一步提高了降噪效果。
进一步地，两个消音架的端部均设置有贯穿消音盒侧壁的调节拨杆，消音盒的侧壁上设置有为调节拨杆提供移动空间的调节槽；利用调节拨杆能够拨动消音架在消音盒内部旋转，从而能够根据炮管内部气压的大小对两个消音架上的缓冲弧板之间的间隙进行调节，提高了本发明消音盒的消音效果。
进一步地，各个脱壳刀片上均设置有垂直于脱壳刀片的副刀片；通过在脱壳刀片上设置副刀片有利于提高弹丸与弹托脱离效率，从而有利于提高飞机高速冲击测试时弹丸飞行速度测试的真实性。
进一步地，炮管靠近弹托的一侧设置有连接法兰；设置连接法兰有利于提高炮管与空气炮发射装置连接时的便携性和连接的稳定性。
本发明的使用方法包括以下步骤：
S1、将炮管与空气炮发射装置连接，根据弹丸和弹托的尺寸，利用刀片调节构件调节各个脱壳刀片与炮管内部中心位置的距离，最后将激光测速仪与外部电源连接；
S2、弹丸和弹托在空气炮发射装置气压作用下沿炮管内臂移动；当弹托经过脱壳刀片时被切割，而弹丸与弹托脱离后继续在炮管内部移动；切割后的弹托碎片通过收集槽后进入收集盒内部进行收集；
S3、弹丸运动过程中产生的气流首先被阻流板阻挡，然后被吸音套吸收，最后通过气流通道排出炮管，有效降低了炮口的气压，达到降噪效果；
S4、弹丸穿过两个感应线圈后，切割两个感应线圈发射的测速光幕，根据两个感应线圈之间的距离以及弹丸穿过两个感应线圈所用时间，利用激光测速仪测算弹丸的运行速度。
与现有技术相比，本发明的有益效果体现在以下几点：
第一、本发明通过将炮口脱壳-降噪-测速功能全部集成于炮管上，简化了飞机高速冲击测试时试验设备的组装步骤，从而有效提高了飞机高速冲击测试的试验效率；
第二、本发明利用脱壳刀片对弹托进行切割破碎处理，实现了弹丸与弹托的快速脱离，避免了弹托对弹丸的运行速度产生干扰，从而提高了弹丸运行速度测量结果的可靠性；同时，切割后的弹托进入收集盒中进行收集，避免弹托碎片堆积在炮管内部而影响飞机高速冲击测试试验的连续进行；
第三、本发明通过阻流板对炮管内部气流进行有效阻挡，降低了炮口气流的压力，同时利用吸音套对气流撞击阻流板产生的噪声进行吸收，有效抑制了飞机高速冲击测试时噪声的产生；
第四、本发明利用两个感应线圈产生完全遮挡炮管内孔的光幕，从而使得弹丸以任意速度、任意角度穿过感应线圈时，都能被激光测速仪精准捕捉，从而提高了飞机高速冲击测试试验过程中弹丸运行速度测量结果的可靠性。
附图说明
图1是本发明的纵剖图；
图2是本发明的主视图；
图3是本发明的调节齿圈与脱壳刀片的连接示意图；
图4是本发明的驱动齿轮与调节齿圈的连接示意图；
图5是本发明图1中A处的局部放大示意图；
图6是本发明图1中B处的局部放大示意图；
图7是本发明的消音盒、阻流板与炮管的连接示意图；
图8是本发明的缓冲弧板在消音盒内部的分布图；
其中，1-炮管、10-滑动卡槽、100-导向轴、11-收集槽、12-气流通道、13-凸台、14-连接法兰、2-脱壳组件、20-脱壳刀片、200-条形槽、201-副刀片、21-导向板、210-铰接座、22-收集盒、220-清理门、23-刀片调节构件、230-固定环板、231-调节齿圈、232-驱动齿轮、2320-内六角调节孔、233-活动拉杆、234密封套、2340-调节孔、2341-密封塞、24-挡圈、240-导向杆、241-复位弹簧、3-降噪组件、30-阻流板、300-导气槽、31-吸音套、32-消音盒、320-消音孔、321-消音架、3210-调节拨杆、3211-调节槽、322-缓冲弧板、4-测速组件、40-感应线圈、5-弹托、50-炮弹卡槽、51-弹丸。
具体实施方式
实施例1
如图1所示的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，包括炮管1、脱壳组件2、降噪组件3和测速组件4；炮管1内部一端滑动卡接有弹托5，弹托5中心位置通过炮弹卡槽50滑动卡接有弹丸51；
如图1、2、3、4、5、6所示，脱壳组件2包括脱壳刀片20、导向板21、收集盒22和刀片调节构件23；脱壳刀片20设置有4个，各个脱壳刀片20沿炮管1周向均匀分布在炮管1内部靠近弹托5的一侧，炮管1侧壁上设置有4个为脱壳刀片20提供安装空间的滑动卡槽10；导向板21的数量与脱壳刀片20的数量对应一致，各个导向板21的一端分别与各个脱壳刀片20远离弹托5的一侧一一对应活动铰接，各个导向板21的另一端分别通过铰接座210与炮管1的内壁滑动卡接；炮管1侧壁上贯穿设置有位于脱壳刀片20和铰接座210之间的收集槽11，收集盒22固定套设在炮管1外部且通过收集槽11与炮管1内部导通，收集盒22上滑动卡接有清理门220；刀片调节构件23包括固定环板230、调节齿圈231和驱动齿轮232；固定环板230和调节齿圈231均设置有两个，两个固定环板230分别固定套设在炮管1外部且分别位于滑动卡槽10的两侧，两个调节齿圈231分别一一对应转动卡接在两个固定环板230上，两个调节齿圈231相靠近的一侧均设置有齿牙，驱动齿轮232转动卡接在两个调节齿圈231之间且分别与两个调节齿圈231上的齿牙啮合连接，驱动齿轮232上设置有内六角调节孔2320，各个脱壳刀片20的端部均活动铰接有两个分别与两个调节齿圈231的内壁一一对应活动铰接的活动拉杆233；
如图1、7所示，降噪组件3包括阻流板30和吸音套31，阻流板30和吸音套31均设置有3个，各个阻流板30均匀分布在炮管1内部远离弹托5的一侧，各个阻流板30与炮管1连接处均设置有气流通道12，各个气流通道12分别位于阻流板30靠近弹托5的一侧；各个吸音套31分别活动卡接在炮管1的内壁上且分别与各个气流通道12一一对应，吸音套31由吸音棉材质制成；
如图1所示，测速组件4包括激光测速仪和感应线圈40，激光测速仪设置在炮管1外部，感应线圈40设置有两个，两个感应线圈40分别活动卡接在炮管1内部远离弹托5的一端，两个感应线圈40分别与激光测速仪电性连接，激光测速仪为市售产品。
实施例2
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图3、5所示，滑动卡槽10内部设置有导向轴100，脱壳刀片20上贯穿设置有与导向轴100滑动卡接的条形槽200；
如图1、2所示，炮管1靠近弹托5的一侧设置有连接法兰14。
实施例3
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图2、5所示，两个固定环板230之间通过螺栓活动连接有密封套234，密封套234由两个半圆板拼接而成，密封套234上与驱动齿轮232位置对应处设置有调节孔2340，密封套234与两个固定环板230连接处均设置有密封垫，调节孔2340内部活动卡接有密封塞2341；
如图6所示，炮管1外壁上且位于收集盒22内部设置有凸台13，凸台13上滑动卡接有挡圈24，挡圈24与收集槽11位置对应处具有倾斜部；凸台13上均匀分布有两个能够插入挡圈24端部的导向杆240，各个导向杆240上均设置有复位弹簧241。
实施例4
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图1、7所示，各个阻流板30上均贯穿设置有导气槽300，且各个阻流板30上的导气槽300相互交错设置。
实施例5
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图1、7、8所示，炮管1外部套设有消音盒32，消音盒32分别通过各个气流通道12与炮管1内部导通，消音盒32远离弹托5的一侧均匀分布有数个消音孔320，消音盒32内部转动卡接有两个消音架321，两个消音架321相靠近的一侧均设置有数个缓冲弧板322，两个消音架321上的缓冲弧板322在水平方向上间隔设置；
如图7所示，两个消音架321的端部均设置有贯穿消音盒32侧壁的调节拨杆3210，消音盒32的侧壁上设置有为调节拨杆3210提供移动空间的调节槽3211。
实施例6
本实施例与实施例1不同之处在于：
如图3所示，各个脱壳刀片20上均设置有垂直于脱壳刀片20的副刀片201。
Claims (8)
1.飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，包括炮管（1）、脱壳组件（2）、降噪组件（3）和测速组件（4）；所述炮管（1）内部一端滑动卡接有弹托（5），所述弹托（5）中心位置通过炮弹卡槽（50）滑动卡接有弹丸（51）；
所述脱壳组件（2）包括脱壳刀片（20）、导向板（21）、收集盒（22）和刀片调节构件（23）；所述脱壳刀片（20）设置有数个，各个脱壳刀片（20）沿炮管（1）周向均匀分布在炮管（1）内部靠近弹托（5）的一侧，炮管（1）侧壁上设置有数个为脱壳刀片（20）提供安装空间的滑动卡槽（10）；所述导向板（21）的数量与脱壳刀片（20）的数量对应一致，各个导向板（21）的一端分别与各个脱壳刀片（20）远离弹托（5）的一侧一一对应活动铰接，另一端分别通过铰接座（210）与炮管（1）的内壁滑动卡接；炮管（1）侧壁上贯穿设置有位于脱壳刀片（20）和铰接座（210）之间的收集槽（11），所述收集盒（22）固定套设在炮管（1）外部且通过所述收集槽（11）与炮管（1）内部导通，收集盒（22）上滑动卡接有清理门（220）；所述刀片调节构件（23）套设在炮管（1）外部以调节各个脱壳刀片（20）与炮管（1）内部中心位置的距离；
所述降噪组件（3）包括阻流板（30）和吸音套（31），所述阻流板（30）和吸音套（31）均设置有数个，各个阻流板（30）均匀分布在炮管（1）内部远离弹托（5）的一侧，各个阻流板（30）与炮管（1）连接处均设置有气流通道（12），各个所述气流通道（12）分别位于阻流板（30）靠近弹托（5）的一侧；各个所述吸音套（31）分别活动卡接在炮管（1）的内壁上且分别与各个气流通道（12）一一对应；
所述测速组件（4）包括激光测速仪和感应线圈（40），所述激光测速仪设置在炮管（1）外部，所述感应线圈（40）设置有两个，两个感应线圈（40）分别活动卡接在炮管（1）内部远离弹托（5）的一端，两个感应线圈（40）分别与激光测速仪电性连接；
所述刀片调节构件（23）包括固定环板（230）、调节齿圈（231）和驱动齿轮（232）；所述固定环板（230）和调节齿圈（231）均设置有两个，两个固定环板（230）分别固定套设在炮管（1）外部且分别位于所述滑动卡槽（10）的两侧，两个所述调节齿圈（231）分别一一对应转动卡接在两个固定环板（230）上，两个调节齿圈（231）相靠近的一侧均设置有齿牙，所述驱动齿轮（232）转动卡接在两个调节齿圈（231）之间且分别与两个调节齿圈（231）上的齿牙啮合连接，驱动齿轮（232）上设置有内六角调节孔（2320），各个脱壳刀片（20）的端部均活动铰接有两个分别与两个调节齿圈（231）的内壁一一对应活动铰接的活动拉杆（233）。
2.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，所述滑动卡槽（10）内部设置有导向轴（100），脱壳刀片（20）上贯穿设置有与所述导向轴（100）滑动卡接的条形槽（200）。
3.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，两个所述固定环板（230）之间通过螺栓活动连接有密封套（234），所述密封套（234）由两个半圆板拼接而成，密封套（234）上与所述驱动齿轮（232）位置对应处设置有调节孔（2340），密封套（234）与两个固定环板（230）连接处均设置有密封垫，所述调节孔（2340）内部活动卡接有密封塞（2341）。
4.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，所述炮管（1）外壁上且位于收集盒（22）内部设置有凸台（13），所述凸台（13）上滑动卡接有挡圈（24），所述挡圈（24）与收集槽（11）位置对应处具有倾斜部；凸台（13）上均匀分布有数个能够插入挡圈（24）端部的导向杆（240），各个所述导向杆（240）上均设置有复位弹簧（241）。
5.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，各个所述阻流板（30）上均贯穿设置有导气槽（300），且各个阻流板（30）上的导气槽（300）相互交错设置。
6.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，所述炮管（1）外部套设有消音盒（32），所述消音盒（32）分别通过各个气流通道（12）与炮管（1）内部导通，消音盒（32）远离弹托（5）的一侧均匀分布有数个消音孔（320），消音盒（32）内部转动卡接有两个消音架（321），两个所述消音架（321）相靠近的一侧均设置有数个缓冲弧板（322），且两个消音架（321）上的缓冲弧板（322）在水平方向上间隔设置。
7.根据权利要求6所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，两个所述消音架（321）的端部均设置有贯穿消音盒（32）侧壁的调节拨杆（3210），消音盒（32）的侧壁上设置有为所述调节拨杆（3210）提供移动空间的调节槽（3211）。
8.根据权利要求1所述的飞机高速冲击测试的炮口脱壳-降噪-测速一体装置，其特征在于，各个所述脱壳刀片（20）上均设置有垂直于脱壳刀片（20）的副刀片（201）。
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